飞行器电池板简化建模及优化设计方法研究

针对飞行器上设备结构日益精细的设计分析需求,以飞行器电池板类结构为研究对象,对动力学环境下结构模型简化及优化设计方法进行了研究。首先建立电池板及安装设备整体简化模型,通过调整电池安装刚度获得了与实际模态相一致的简化模型。接着对电池板进行拓扑优化设计,得到最优加强筋分布方案。最后,在保持板质量不变的条件下,对电池板设计域进行整体尺寸优化设计,提高了整体刚度。进而为后续飞行器相关结构动力学模型提供一种高效的系统规范性的建模及设计思路。     

基于动力特性的发动机支架设计方案对比分析

为满足高空变轨和射程要求,飞行器可以在末修级中增加发动机。发动机支架的作用便是为发动机提供安装平台,此支架在满足强度要求的同时,必须兼顾结构系统的动力学特性。本文针对上述典型的支架结构,利用有限元软件进行了仿真分析,讨论了几种可能的设计方案,并与振动试验结果进行了对比分析,对后续类似结构设计具有很好的指导作用。     

飞行器热防护结构的相似准则问题研究

高速飞行带来的气动热与热防护问题是制约高速飞行器系统提高技术水平和能力的一个主要技术瓶颈。在飞行器结构设计过程中,对飞行器结构进行考核试验必不可少。受风洞设备试验能力限制,试验模型尺寸、来流条件等与实际飞行通常存在较大差异,要在试验中完全模拟实际飞行环境、温度和应力状况无法做到。对飞行器进行缩放处理后进行模型的风洞热结构考核,并通过相似准则获得真实结构的温度/应力分布特性,为飞行器热防护设计提供支撑有着迫切需求。本文通过热传导方程和热弹性动力学方程组,对其中的模型相似参数进行讨论,并根据模型试验边界情况进行了讨论研究。提出了飞行器热防护结构地面考核试验的相似准则,并建立了不同试验类型情况下需要遵循的相似准则条件。该相似准则体系具有较大的灵活度,同时具有很高的实用价值。     

管道机器人动力学分析

在分析了开链式拓扑结构的多节蠕动机器人结构和运动特点的基础上,利用空间算子代数(Spatial operator algebra,SOA)方法,建立了适用于这类机器人系统的通用动力学模型,为验证所建立的动力学模型的正确性,将原理样机运行试验和与动力学仿真分析结果进行了对比.在此基础上,利用该动力学模型,对样机结构的改进与优化,并对机器人运动学和动力学性能的影响进行了分析和评估,为机器人运动控制策略的拟定提供了重要的依据.     

基于预试验技术的内分支结构地面动力学试验研究

地面动力学试验(GVT)对大型航天器结构设计、改进、载荷预示有着重要的意义。通过预试验分析对GVT系统配置进行优化能够减少成本提高效率。基于加权平均驱动留数法(WADPR)和振型加权有效独立法(WMEI),将激振点和测点优化布置策略应用于某大型航天器内分支结构的地面动力学试验中;同时,考虑了试验测量系统和激振系统中的附加质量和附加刚度的影响,较传统的GVT试验精度取得了较大的提升。     

系统级振动试验响应控制值的确定

运载火箭研制过程中,在进行系统级振动试验时,个别支架上少数仪器安装处的振动过大,通不过。对于这一问题,我们认为应从两个方面解决:一是从环境的角度,看一看有无潜力可挖;二是支架本身的结构考虑是否需要改进。这里仅就环境条件作一讨论。在进行振动试验时,按目前的正弦扫描试验方法,支架在共振点显然存在严重的过试验。现在的问题是:要在已有的振动试验条件和产品结构的基础上,来改善过试验,而不是全部推翻已有的振动条件和产品结构,重新开始。解决这一问题的思路是:从已有极少试验实测数据作统计分析(目前已具备这一条件),考虑可靠性因素和支架放大系数,对支架上仪器安装部位的共振点响应值进行控制,在目前可能的     

地下结构模型试验的光学激波管

光学激波管是进行抗爆结构试验研究的一种新型动载设备,它除具有常规激波管的通过电测手段测试试验结构物上一点或多点的应力、应变、速度等力学参数外,其突出的特点是通过光测手段能够拍摄试验结构物在冲击波动压作用下连续变化的过程和被破坏形态的清晰物理图像,进行地下结构的抗爆研究。本文较详细地介绍了用于地下结构抗爆试验研究用的光学激波管设备的构造和测试手段以及设备调试和应用试验的情况,最后还公布了用该设备拍摄到的激波进入通道后波后新物理现象的彩色波动照片及用该设备做的部分试验研究成果。     

高超声速飞行器结构热试验技术进展

重点介绍了美国NASA Dryden飞行研究中心近十年来开展的结构热试验技术研究,包括加热技术、温度测试、热流测试、高温应变测试、传感器安装技术、热结构无损检测等内容,以及进行的高超声速飞行器热结构试验项目.     

扩阶特征矩阵法的初步应用

一、前言近几年来,国内从事振动试验与分析的许多科研工程技术人员,对识别结构振动特性的时域技术甚感兴趣。以应用电子计算机为基础的时域技术,往往是结构动力学与其他学科的例如控制理论等交叉的产物。ITD法、QEM法、时序法以及新近提出的ERA法等都体现了学科之间的交叉。时域技术,从振动试验方面来说,通常只要求测量和记录受试验结构的自由衰减响应或随机响应,对激振信号可不做测量和记录。这就大大地降低了对激振技术和仪器设备等方面     

脂环基非异氰酸酯聚氨酯的合成及其动力学

采用刚性脂环胺异佛尔酮二胺(IPDA)和碳酸丙烯酯(PC)作为原料,合成了一种脂环基非异氰酸酯聚氨酯(IPDC),通过红外光谱、核磁共振对其结构进行了表征。考察了合成反应的影响因素,结果表明,温度升高体系转化率增加,并研究了IPDA/PC反应体系的动力学方程,得到体系动力学方程的反应级数为2.201,表观活化能为35.90 kJ/mol,指前因子为5.790 min~(-1)。     

小卫星舱体结构粘弹性阻尼减振优化设计

航天器发射段动环境恶劣,需要考虑对结构进行阻尼减振设计。小卫星内部空间狭小,结构轻质化要求高,须采用自动优化设计方法进行阻尼处理敷设位置和几何参数同时优化。针对小卫星结构阻尼减振的要求,分析了初始无约束阻尼结构的动力学特性,确定出约束阻尼处理的部位;提出一种基于Layerwise有限元分析和多目标优化的粘弹性阻尼结构优化设计方法,采用非支配遗传算法求解优化问题,获得了同时兼顾附加质量和阻尼性能要求的优化结果。结果表明,对小卫星舱体安装结构进行局部粘弹性阻尼处理能够显著降低敏感设备的动响应,提出的优化方法能够同时实现阻尼敷设位置和几何参数的同时优化。     

带有连接结构的导弹动特性试验研究方法

导弹的头体连接对导弹的整体结构动力学特性会产生很大的影响,这种结构会呈现较强的非线性特征,其动特性参数会随着外界载荷和振动量级的变化而变化,而该参数又是飞行稳定控制系统设计的重要依据。因此,为了考察和评定带有间隙结构的导弹动特性参数随载荷和振动量级变化的情况,本文阐述了一种不同于以往导弹全弹结构动特性试验的新的试验思路-加载试验方法和变量级试验方法,针对一个具体的导弹型号,给出了典型载荷的加载实现方式,最后还给出了试验结果并对结果进行了原理性的解释。通过本文的研究表明,本文提出的试验方法在今后的导弹型号研制当中是十分必要和可行的。该方法也可推广到其他类似的民用结构的应用当中。     

若干航空航天强国模态试验分析设备综述

本文粗略地介绍了法国、西德、美国等航空航天强国在模态试验分析领域里的设备现状,特别是介绍了西德IABG公司应用于Ariane4模态试验分析设备配置的特色,提出了适合于我国国情的设备配置意见。     

旋翼液弹阻尼器模型试验与非线性动力学特性分析

在时域内建立了液弹阻尼器的数学模型,利用筒式液弹阻尼器试验件,进行液弹阻尼嚣动力学特性试验,研究结构参数、运动参数对液弹阻尼器性能的影响;并基于试验数据,进行非线性滞弹位移场(ADF)模型参数识别.结果表明,液弹阻尼器的动力学性能稳定,耗能能力强.通过液弹阻尼嚣模型重构曲线与试验曲线的比较,证实了本文模型能够模拟液弹阻尼器的动力学特性,可用于带液弹阻尼器的直升机旋翼系统气弹稳定性分析.     

卡尔斯潘公司高超声速脉冲设备建设历程分析

本文主要介绍分析了美国卡尔斯潘公司的系列高超声速脉冲设备建设历程。为了适应不同的研究目的,卡尔斯潘公司先后建造了6座激波风洞和2座膨胀管风洞等脉冲设备,它们分别为11×15英寸激波风洞、48英寸激波风洞、96英寸激波风洞、无名高焓激波风洞、LENS Ⅰ激波风洞、LENS Ⅱ激波风洞、LENS X膨胀管风洞以及LENS XX膨胀管风洞。不管是设备规模,还是试验模拟能力以及测试技术水平,这些脉冲设备基本上代表了同期世界最高水平,并在一定时间内依然处于世界领先地位。本文通过对卡尔斯潘公司的LENS系列脉冲设备建设历程进行分析,希望可以对我国脉冲设备建设和发展相应的测试技术等提供一些有益的借鉴和参考。     

用于构件强度试验的液压伺服加载系统

一、前言空间宇航事业的发展,促进新材料、新工艺和新产品的不断出现。这些新技术的出现对产品结构强度计算及强度试验技术提出新的课题。在结构强度试验领域中,作为试验重要手段之一的液压加载设备,也有新的发展。特别是近十多年来,电液伺服控制系统在试验技术中获得广泛应用,为自动加载开拓新途径。它使试验设备应用范围扩大,试验精度提高,且能与计算机相结合实现对试验过程的全面控制。就结构件静力试验外载形式而言,主要有两类:一类是施加外力(指轴向力、侧向力)的试验。试验对象是壳体、机架等构件。一类是充内压的容器或导管的试验。由于它们加荷内容不同,要求有不同的加载设备。本文只讨论前一类液压加载设备。先对目前已有的一些液压加载装     

复杂布局机翼结构多约束优化设计

机翼结构需要同时满足强度、刚度、气弹和设备安装等要求,布置多个外挂设备的机翼结构设计约束更加复杂,传统方法难以得到最优方案。本文提出了通过约束机翼剖面弯曲刚度和扭转刚度来控制气动弹性的方法,研究了稳定性和位移敏度计算理论,结合工程准则法和数学规划法,搭建了适用于复杂布局机翼结构的多约束优化流程,以国产结构分析软件HAJIF为平台进行了程序实现,并结合工程机翼案例进行了方法验证。优化结果表明,本文方法能够以静力分析模型为基础,同时考虑强度、刚度和稳定性等多种约束形式,在有限计算机时内给出最优设计方案,具有一定的工程应用价值。     

某飞机部件高速风洞测力天平研制

为满足某飞机部件高速测力试验的需要,研制6台部件测力天平来测量飞机不同部件(机翼、平尾、垂尾、短舱、短舱+挂架、翼尖小翼)所受的气动载荷,天平设计载荷极不匹配,且模型空间有严格的限制.设计时,主机测力天平采用后腹支撑,安装在机身构造线的下方,为部件天平的安装提供了可能,同时针对不同的天平采用了不同的结构形式:机翼天平采用正八边形结构,垂尾天平采用三片梁结构,平尾天平、短舱、短舱+挂架采用矩形梁结构,翼尖小翼天平采用"Z"字形结构,既满足了天平的测量需要,又确保了天平在模型中的安装位置和试验的足够间隙.部件天平的成功研制,及时为型号研制提供了可靠的试验数据.     

我专家考察俄航天科研机构

1992年底航空航天部北京强度环境研究所应邀先后派出三批专家考察莫斯科、圣彼得堡、新西伯利亚等地俄罗斯航天科研生产单位。考察内容为“宇航结构的强度与环境”、“载人航天器环境控制与生命保障系统和应急救生系统”和“载人飞船环境控制系统关键器件”。就宇航结构的强度与环境问题考察了俄罗斯中央机械研究所、列宁格勒机械学院和俄罗斯航空研究院,参观了试验室和展览馆,与同行专家进行了座谈,讨论了双方技术合     

矢量喷管静推力精确测量试验技术研究

详细论述了矢量喷管静推力精确测量试验技术的原理、所需设备以及试验方法,该技术主要模拟喷管模型喷流落压比以及出口马赫数相似参数,将模型安装在推力测量平台的真空试验舱中,同时利用外式天平进行矢量喷管气动力的精确测量。试验数据经过流量修正、安装姿态修正、基于橡胶膜片的空气桥系统对于天平的压力影响以及流量影响修正之后,即可以得到较为精确的矢量喷管静推力值、推力系数以及矢量角等参数。试验结果表明:在推力测量平台进行矢量喷管静推力测量试验,轴向、法向推力系数以及矢量角随落压比的变化规律正确,试验精度满足国军标要求,达到型号应用水平。